PALUBA

*Raketa 8A11 R-1 "Pobeda"

UVOD

Prva sovjetska balistička raketa dugog dometa. Prema savremenom sistemu klasifikacije spada u operativno-taktičke rakete. Razvijena je na bazi rakete A-4 / V-2 (Nemačka) u NII-88 pod rukovodstvom SP Koroljeva i zapravo je gotovo u potpunosti analogna nemačkoj tehnici izrade. Uredbom Državnog komiteta odbrane SSSR-a br. 9475 od 8. jula 1945. godine, osnovana je komisija za proučavanje i ovladavanje nemačkom mlaznom tehnologijom.
Godine 1945-1946. pod vođstvom sovjetskih stručnjaka, nekoliko sovjetsko-nemačkih instituta i fabrika bilo je zaduženo za restauraciju dokumentacije i uzoraka raketne tehnologije. U julu 1945. godine organizovan je Institut Rabe (na čelu sa B. Čerkom) u Bleicherodu, u Nemačkoj, da bi proučio sistem upravljanja i tehnologiju izrade raketnih sistema V-2.

MONTAŽA PRVIH SERIJA RAKETA PO NEMAČKOJ TEHNOLOGIJI V-2

U februaru 1946. godine, vladina komisija je stigla u Nemačku. Nakon što su prostudirali dosadašnji učinak sovjetski specijalista i fabrika, odlučili su da se krene sa proizvodnjom balističkih projektila, po nemačkoj tehnologiji raketa V-2.
U martu 1946. osnovan je Nordhausen institut u Peenemundeu u Nemačkoj da bi proučio nemačko raketno iskustvo. Početak rada na stvaranju rakete R-1 i drugih vrsta raketa utvrđen je Rezolucijom Veća ministara SSSR-a br. 1017-419 "Pitanja mlaznog oružja" od 13. maja 1946. godine.

Montaža prve serije raketa A-4/V-2 iz zaplenjenih komponenti - „H“ serija - izvedena je u pogonu br. 3 u Kleinbodungenu od strane Instituta Nordhauzen i NII-88 pod generalnim vodstvom S. P. Koroljeva. Paralelno, u Podlipki (Moskovska oblast), probna fabrika serije "T" je sastavljena u eksperimentalnoj fabrici NII-88 iz jedinica i delova pripremljenih u Nemačkoj. Ukupno je sastavljeno 29 raketa "H" serije u Nemačkoj i 10 raketa "T" serije. 29 raketa (serija "H") izvezeno je iz Nemačke u SSSR u martu 1947. godine.

Testiranja prvih raketa izvršila je brigada specijalne namene RVGK (BON RVGK), stvorena u skladu sa Uredbom Saveta ministara SSSR-a od 13. maja 1946, sa komandantom generalom A.F. Tveretskim. U jesen 1946. godine, u gradu Leestenu, oficiri brigade su se upoznali sa raketama i opremom A-4/V-2 i simulirali lansiranje trenažnih projektila. U martu 1947. godine, Institut Nordhausen je prestao sa radom. 26. jula 1947. godine, donešena je Odluka Saveta ministara SSSR-a o testiranju raketa A-4/V-2 na poligonu Kapustin Jar u septembru i oktobru 1947. godine.

Brigada specijalne namene RVGK je u leto 1947. godine učestvovala u nekoliko probnih lansiranja raketa u sklopu istraživačkog instituta NII-88 i u avgustu 1947. BON RVGK je stigao na poligon Kapustin Jar. Prva serija "T" raketa isporučena je na poligonu Kapustin Jar početkom oktobra 1947. godine.
Ispitna lansiranja raketa su sprovedena na lokaciji Kapustin Jar (blizu Staljingrada). Prvo lansiranje rakete na terenu obavljeno je 16. oktobra 1947. godine. Prvo lansiranje rakete A-4 (serija "T") izvršeno je 18. oktobra 1947. godine.
Godine 1947, izvršeno 11 lansiranja raketa A-4 (5 iz "H" serije, 6 iz “T” serije).

KONSTRUISANJE RAKETE OD DOMAĆIH KOMPONENTI R-1

Odluka Saveta ministara SSSR-a o stvaranju rakete R-1 od domaćih komponenti doneta je 14. aprila 1948. godine. Prva serija raketa R-1 bila je gotovo tačna kopija raketa A-4/V-2 sa revidiranim repnim delom i konstrukcijom u odeljka sa instrumentima, a punjenje goriva (alkohol) je povećano. Prva raketa R-1, sastavljena u pilot- postrojenju NII-88 (prva serija za LKI-12 rakete), lansirana je 17. septembra 1948. - lansiranje je bilo neuspešno jer je zbog pada sistema upravljanja raketa odstupila od pravca za 51 stepen.
Prvo uspešno lansiranje ove serije R-1 rakete, održano je 10. oktobra 1948. godine. Ukupno, tokom prve faze probnih lansiranja projektila R-1 na poligonu Kapustin Jar, izvedeno je 9 probnih lansiranja.
Neuspešna lansiranja su bila posledica lošeg kvaliteta proizvodnje raketnih komponenti i sistema, nedovoljne kontrole komponenti i instrumenata, kao i zbog pada nekih sistema tokom leta rakete.

Sa proizvodnjom druge serije raketa, napravljene su promene na kontrolnim i upravljačkim projektila da bi se poboljšala pouzdanost. Pripremljeno je 20 raketa, od kojih je 17 projektila ispunilo svoju misiju. Potrebni su dodatni eksperimentalni radovi kako bi se obezbedila potpuno bezbedna lansiranja rakete R-1. Druga faza ispitivanja održana je 1949. godine na poligonu Kapustin Jar.

Raketa R-1 sa kompleksom zemaljske opreme usvojena je Uredbom Veća ministara SSSR-a 25. novembra 1950. godine vojnom oznakom 8A11.

Nalogom je utvrđena dinamika proizvodnje raketa:
- 1951 - 70 kom
- 1952 - 230 kom
- 1953 - 700 kom
- 1954 - do 2500 kom

Serijska proizvodnja raketa R-1 prekinuta je 1955. godine...

Slika 1: Raketa 8A11/R-1 na lansirnom postolju

[attachment=1]

Slika 2: Raketa A-4 tokom probnih lansiranja raketa baziranih na V-2

[attachment=2]

Slika 3: Lansirno postolje za raketu R-1:

[attachment=3]

* Opis rakete 8A11 R-1 "Pobeda"

Konstrukciono raketa je klasična balistička raketa sa ugrađenim rezervoarima za gorivo. U nemačkom dizajnu rakete A-4/V-2 korišćeno je 86 vrsta čelika (sovjeti koriste 32 zamenske vrste), 56 vrsta obojenih metala (sovjeti koriste 21 zamenu), 87 vrsta nemetalnih materijala (48 domaćih, sovjetskih materijala).
U raketi R-1, u poređenju sa prototipom (A-4-V-2), redizajniran je repni deo i odeljci za instrumente.

Upravljački sistem i vođenje - inercioni sistem upravljanja letom rakete na bazi žiroskopa. Vođenje se vrši prema tabelama za lansiranje na metu sa prethodno poznatim koordinatama - podešavaju se pravac lansiranja i vreme rada raketnog motora (po daljini).

Na prvoj seriji raketa R-1, sistem upravljanja raketom A-4 je korišćen u gotovo istovetnom stanju. Za testiranje prve serije raketa R-1 na osnovu telemetrijskog sistema "Messina" sa raketa A-4, razvijen je domaći "Brasilionit" telemetrijski sistem sa povećanim brojem kanala za prenos podataka.

Za testiranje druge serije R-1 raketa, potpuno je promenjena zemaljska kablovska mreža i instaliran je novi telemetrijski sistem "Don".

Motor: LRE RD-100 / 8D51; Priprema nemačkih motora izvršena je od strane OKB-456, a kasnije je došlo i do proizvodnje motora od domaćih komponenti. Nakon početka masovne proizvodnje raketa u postrojenju broj 566, proizvodnja motora je takođe prebačena u to postrojenje.

Slika 1: Skica rakete 8A11 / R-1:

[attachment=1]

Slika 2: Razmeštaj opreme na vatrenom položaju

[attachment=2]

    Oduvek sam se pitao: Ako su Amerikanci zarobili Vernera Fon Brauna da bi osnovali NASU, koga su to onda Rusi zarobili kad su još uvek 10 godina ispred Amerikanaca?

Rusi su zarobili  Helmut Gröttrup i oko 2000 stručnjaka da jim preneli znanje. A i nije da su baš došli ni u SSSR ni u SAD na prazno. Razvijali i jedni i drugi raketnu teknologiju, ali svakako je velika inekcija ako dobiješ i iskustva sa strane.

To oko 10 godina prednosti, je lari fari. Svako razvija ono šta misli da treba, i na način koji misli da je najbolji. Več pomenuo zašto NASA dala van razvoj nekih stvari i zašto jih prenela u privatni sektor.

Rusi su se dosta mučili sa gorivom, oksidant + alkohol koji je imao mali startni impuls i nije mogao dati potisak veći od 50 tona, a cilj je bio potisak od barem 100 tona, što se moglo postići motorom sa kerozinom.
Tako su i dalje razvijane i rakete R-2, R-5 sa alkoholom kao gorivom, da bi tek sa R-7 počelo kao gorivo da se primenjuje kerozin.
O tome će biti više reči u narednim tekstovima... :)

* Raketa R-1, TT podaci

Motor: LRE RD-100 / 8D51; Priprema nemačkih motora izvršena je od strane OKB-456, a kasnije je došlo i do proizvodnje motora od domaćih komponenti. Nakon početka masovne proizvodnje raketa u postrojenju broj 566, proizvodnja motora je takođe prebačena u to postrojenje.

LRE serijske proizvodnje raketa R-1 - 26700-27200 kg na zemlji, napunjena gorivom oko 31300 kg.
LRE prve serije R-1 na terenu - 25000 kg, specifični impuls - 200 s.
Snabdevanje gorivom - turbo pumpna jedinica.
Oksidator - tečni kiseonik (5000 kg)
Gorivo - 75% etil alkohol (4000 kg)
Za rad motora THA koristi 80% vodonik peroksida (176 kg) sa 28% rastvorom kalijum permanganata (13 kg).
Potrošnja oksidatora - 75 kg / s
Potrošnja goriva - 50 kg / c
Masa motora - 945 kg
Vreme rada motora - 65 s (sve serije, uključujući i prvu seriju R-1)
Vreme protoka - do 2000 m / s.
Težina goriva: 9245 kg
Težina oksidatora: 5160 kg


Prema rezultatima prve faze testiranja rakete R-1 (1948), na lansiranju je otkrivena pojava snažnog "praska" motora. Razlog - pirotehnički uređaj za startovanje. OKB-456 MAP (glavni dizajner V.P. Gluško) razvio je novi tečni zapaljivi aktivator motora, koji je kasnije korišten na R-1 raketama.

TT podaci serijskog proizvođenog projektila R-1 "Pobeda":

Dužina: 14,25 m
Prečnika tela: 1,65 m
Obim stabilizatora: 3,56 m
Startna masa: 13430 kg
Masa komponenti goriva, vodonik peroksida i gasa: 9400 kg
Masa konstrukcije rakete: 4015 kg
Težina praznog boksa za bojevu glavu: 1075 kg
Težina eksploziva: 945 kg
Maksimalni domet po daljini: 275 km
Maksimalna brzina na kraju aktivnog dela putanje: 1465 m/s
Kružna greška pri gađanju: do 1500 m
Bojeva glava: visoko-ekplozivna
Radius uništenja cilja: 25 m

Slika 1: Motori LRE RD-100/ 8D51

[attachment=1]

Kada su se lansirale naše mornaričke rakete iz familije styx - prasak je uvek bio prisuran. Kao da je neko opalio iz topa!

https://youtu.be/8g0-3T4zLDA

* Nastavak razvoja raketnog programa - Raketa 8Ž38 R-2

Balistička raketa dugog dometa. Prema kasnijem sistemu klasifikacije zbog daljine, uvrštena je u operativno-taktičke rakete. Razvijena je na bazi R-1 rakete i koristi razvoj baziran na V-2 raketnim modifikacijama (Nemačka) na NII-88 pod vodstvom S.P. Razvoj rakete počeo je 1946. godine. Projekat se zasniva na mogućnosti povećanja potiska motora na 35.000 kg i povećanja kapaciteta rezervoara za gorivo kako bi se postigao domet od 600 km uz zadržavanje prečnika trupa i V-2 stabilizatora rakete.
U procesu izrade idejnog projekta razvijeno je 5 opcija za projekat. Konačna verzija je predviđala izduženje rakete za 1,9 m u cilindričnom delu, opterećujući motor i koristeći ne-odvojivu bojevu glavu. Krajem 1946. godine pripremljen je nacrt, objašnjenje i tri prototipa rakete R-2.

Pripreme za testiranje raketa R-2E završene su u septembru 1949. Završni testovi (sve do pokretanja motora do preliminarne faze) obavljeni su u Podlipki u julu 1949. godine na poligonu Kapustin Jar-a u septembru-oktobru 1949. godine. Izvršeno je 5 lansiranja od kojih su 2 bila hitna. Prema rezultatima ispitivanja R-2E, odlučeno je da se finaliziraju i proizvedu dve serije R-2 raketa (15 komada po seriji) za nastavak ispitivanja, poboljšanje sistema upravljanja i postizanje specifikovane preciznosti.

Ispitivanja prve serije raketa R-2 održana su na poligonu za ispitivanje Kapustin Jar u oktobru-decembru 1950. Urađeno je 12 lansiranja i sva lansiranja su bila neuspešna (5 lansiranja završeno u nesrećama na aktivnom dijelu putanje, 7 lansiranja - uništavanje bojne glave zbog pregrevanja). Rakete druge serije su obrađene kako bi se poboljšala konstrukcija i uspešno su prošle letne testove (13 lansiranja, 1 neuspešno zbog proizvodnog defekta). Treća serija raketa R-2 bila je namenjena vojnim testovima (16 raketa, od kojih 2 za obuku vojnih lansirnih timova). Treća serija testirana je u Kapustin Jaru u avgustu-septembru 1952. godine (14 lansiranja, uključujući 2 neuspešna).

Raketa R-2 sa kompleksom zemaljske opreme dobila je indeks 8Zh38 i usvojena je od strane specijalnih brigada (BON) RVGK 27. novembra 1951. godine.

Raketa R-2 je klasična balistička raketa sa ugrađenim laganim rezervoarom za oksidaciju sa toplotnom izolacijom i tankom za transport goriva, sa odvojivom bojevom glavom i aerodinamičkim stabilizatorima. Za razliku od R-1, aluminijumske legure su naširoko korišćene u konstrukciji, što je omogućilo značajno smanjenje suve mase rakete (350 kg teža od R-1 sa dvostruko uvećanim dometom gađanja).

Na R-2 raketama prve serije korišćena je konstrukcija duraluminijskog motornog prostora, pojačani cevovodi, itd. Počevši od druge serije, vratili su se u čeličnu konstrukciju repnog dela. vibracije dizajna duraluminijuma dovele su do nesreća. Na drugoj seriji raketa R-2 je takođe poboljšana toplotna izolacija bojeve glave. BG je opremljen prstenastim stabilizatorom "suknjom", koji je povezan sa završnim okvirom kućišta. Odvajanje BG sa stabilizatorom vrši se uz pomoć opružnog potiskivača. Na geofizičkim verzijama raketa koristi se različita vrsta bojeve glave i aerodinamičke zaštite kočnice na stabilizatoru prstena, čime se smanjuje brzina padanja bojeve glave na 100-150 m / s, a zatim se aktivira sistem padobrana.

Upravljački sistem je inercioni, sličan kao kod rakete R-1. Kontrolni elementi su aerodinamički kormila i kormila sa grafitnim gasnim mlazom. Odeljak za instrumente se nalazi u donjem delu tela (na R-1 - iznad rezervoara), pored inercijalnog sistema navođenja, dodat je i sistem bočne radio korekcije BRK-1 "Lena". Odeljak za instrumente je zapečaćen.

Za raketu se koristi Don telemetrijski sistem sa 12 kontinualnih i 12 diskretnih kanala za prenos podataka, sistem za merenje brzine rakete i sistem za merenje udaljenosti sa izvorima signala za zemaljske radare.

Na R-2R raketi trebalo je da bude ugrađen radio-korekcioni sistem za R-3 projektile. Sistem za radio-korekciju je trebalo da omogući prilagođavanje i korekcije pravca i daljine. U aprilu 1950. godine, grupa inženjera na čelu sa B. M. Konoplevom premeštena je iz Naučno-istraživačkog instituta-885 (razvoj sistema upravljanja) na naučno-istraživački institut-20 Ministarstva za razvoj komunikacija. Razvoj radio-upravljačkog sistema počeo je u leto 1950. godine sa testiranjem na R-2R raketi. Nakon testiranja radio-upravljačkog sistema na raketi R-2R od maja 1951. godine, počela je izrada radio-korekcijskog sistema za raketu R-5.

Vatreni (lansirni) položaj za raketu R-2:

[attachment=2]

* Opis rakete 8Ž38 R-2 :

Motor - LRE RD-101 / 8D52 sa težinom od 36700-37000 kg na zemlji i 41200-41300 kg napunjena gorivom. Motor je baziran na RD-100 motoru R-1 rakete - smanjen za 350 mm dužine motora, smanjena težina, povećan potisak, ubrzanje i vek trajanja. Raketa je opremljena sistemom za hitno zaustavljanje motora. Na R-2 raketama prve eksperimentalne serije (nakon ispitivanja R-2E) uveden je sistem dvostepenog zaustavljanja raketnog motora, koji je omogućio smanjenje efekta impulsnih posledica kada je motor bio isključen.
Snabdevanje gorivom - turbo pumpa za vodonik peroksid.
Oksidator - Kiseonik
Gorivo - 92% etil alkohol
Za rad motora THA - 80% rastvor vodonik peroksida, tečni katalizator se ne koristi (zamenjen čvrstim). Vodonik peroksid se čuva u balonu u obliku toroida.
Masa motora: 930 kg
Vreme rada motora - 85 s

TT podaci serijskog proizvođenog projektila R-2:
Dužina: 17,50 m
Prečnika tela: 1,65 m
Obim stabilizatora: 3,56 m
Startna masa: 20416 kg
Masa konstrukcije rakete: 4528 kg
Masa komponenti goriva, vodonik peroksida i ostalo: 15548 kg
Masa bojeve glave: 1500 kg
Maksimalni domet po daljini: 590-600 km
Bojeva glava: visoko-ekplozivna
Tip bojeve glave: odvojiva
Maksimalna brzina na kraju aktivnog dela putanje: 1465 m/s
Kružna greška pri gađanju: do 1250 m
Bojeva glava: visoko-ekplozivna


Licenca za raketu R-2 prodata je krajem 1950-tih godina Narodnoj Republici Kini, koja je raketu proizvodila i uvela u službu krajem 1960. godine pod oznakom DF-1.


Skica rakete R-2:

[attachment=1]

Raketa R-2 u Muzeju u Sankt Petersburgu:

[attachment=2]

* Raketa R-5 i R-5M "Pobeda"

Razvoj počinje 1949. godine. Slede ispitivanja do 1955., a od 1955 - 56 ispituje se R-5M sa nuklearnom bojevom glavom, a što se sve zajedno uspešno testira 2. februara 1956. godine i tako R-5M postaje prva raketa u istoriji koja je izvršila raketni nuklearni udar.
Iste godine se uvodi u naoružanje i postavlja na borbeno dežurstvo, na kome će biti narednih 10 godina.

Karakteristike rakete 5M:
Raketa prve generacije...
- domet 1200 km
- visina trajetorije 304 km
- maksimala brzina 3016 m/s
- vreme leta do cilja 637 s
- greška po daljini -1,5 km, +1,5 km
- greška po azimutu -1.25 km, +1,25 km
- masa bojeve glave 1500 kg
- motor RD-103 TNA
- visina rakete 20.8 m
- maksimalni prečnik rakete 1652 mm
- masa rakete na startu 28,8 do 29,1 t
- suva masa rakere 4,39 t
- masa goriva (etanol 92%) 10,01 t
- masa oksidatora (LOx) 13.99 t
- vreme potrebno do lansiranja - 2h

Motor RD-103:

[attachment=1]

Raketa R-5, osnovni opis, skica:

[attachment=2]

Raketa R-5 na lansirnom postolju:

[attachment=3]

Razmeštaj na vatrenom položaju:

[attachment=4]

Raketa R-5, trenutak lansiranja:

[attachment=5]

* Sistem uzdužnih (bočnih) radio korekcija BRK "Lena"-1 kod raketa R-2 i BRK "Lena"-2 kod raketa R-5

Sistem BRK-1, koji je korišten rakete R-1 (eksperimentalno) i R-2 (prva upotreba kod raketa R-2R) za uzdužnu, bočnu radio-korekciju, imao je nedovoljnu otpornost na šumove i brojne operativne nedostatke koji su bili primarno povezani sa teškoćama poravnanja sa linijom vatre pre lansiranja zbog prisustva razmaknutih antena.
Kod sistema BRK-1 kod rakete R-2, sistem je imao 2 antene, koje su zasebno isijavale (zračile) svoje dijagrame zračenja u metarskom talasnom opsegu.
Glavni pravac u razvoju zaštite od šumova u toku razvoja sistema BRK-2 bio je prelazak sa metarskog talasnog opsega na 3- centimetarski, što je omogućilo da se u potpunosti iskoristi prostorna selekcija ugrađenih antena.
Pored toga, obezbeđeno je i kodiranje signala.

Sistem BRK-2 je bio impulsni sistem sa impulsima u trajanju od 1 mikrosekunde i frekvencijama slanja impulsnih kodova od 500 Hz.
Predajnik kod BRK-2 je imao snagu od 8 kV po impulsu.
Korišćena je parabolična antena sa horizontalnim otvorom od 3 m, koja je imala širinu dijagrama zračenja по azimutu od 1,5 stepen. Širina dijagrama zračenja po mesnom uglu je iznosila 35 stepeni.
Zona jednakog signala (ravnosignalna zona) nastala je time što je antena vremenski napajala dva ozračivača simetrično pomerеna desno i levo u odnosu na fazni centar antene.
Prebacivanje energije dobijene ovim centimetarskim predajnikom na ove radijatore (ozračivače) izvršeno je sa frekvencijom od 50 Hz. U skladu sa tim je dolazilo je do promene pravca glavnog dijagrama zračenja antene.

Za "označavanje" zračenja koje odgovara određenom pravcu, korišten je dijagram zračenja za promenu rasporeda impulsa u dvo-impulsnom kodu.
Upotreba dvo-impulsnog koda doprinela je u izvesnoj meri povećanju imunosti na šumove (iako je dvo-impulsni kod bio nedovoljan u ovom smislu).
Princip formiranja komandi bočnog upravljanja ostao je isti kao u sistemu BRK-1, samo je umesto različitih frekvencija dva ozračivača koji određuju položaj dijagrama zračenja u odnosu na fazni centar dvaju razmaknutih antena, to sada zamenjeno različitim dvo-impulsnim kodovima jednog ozračivača - emitera-antene.

Prijemna antena na raketi R-5 se nalazila na spoljnoj površini rakete, sa širinom dijagrama prijema u azimutnoj ravni od 15 stepeni.
U poređenju sa sistemom BRK-1, kod sistema BRK-2 sastav zemaljske opreme je smanjen, konstrukcija antene je postala jednostavnija i operativni sistemi su poboljšani.

Poravnanje zone jednakog signala (ravnosignalne zone) sa ravni gađanja vršilo se jednostavnim rotiranjem antene optičkom kontrolom njene orijentacije tj. usmerenosti.

Sistem predajnika BRK-2 postavljen je u ravni gađanja, na udaljenosti od 50 km iza pravca lansiranja rakete. Prelazak na opseg talasnih dužina od 3 centimetra, prostorna selekcija antene, kodiranje emitovanih signala (iako relativno jednostavno), omogućilo je povećanje otpornosti na šumove sistema BRK-2.

 
Sistem bočne radio-korekcije BRK "Lena"-2, primljen je u sastav raketnih jedinica naoružanih raketama R-5, 1956. godine.

Slika 1: 2 kodirana signala - dijagrama zračenja sa jedne antene kod BRK 2 (ili sa 2 razmaknute antene kod BRK-1). U sredini se dijagrami zračenja preklapaju i formira se ravnosignalna zona- linija i linija gađanja

[attachment=1]

Slika 2: raketa se poravnala sa ravnosignalnom linijom

[attachment=2]

Dakle, suštinski.....
Radio-radarski komplet se postavlja 50 km iza lansirnog položaja i u ravni pravca gađanja. Pravac gađanja je poznat, jer se ovim raketama gađaju već poznate mete sa poznatim koordinatama.
Na položaju raketne baterije, verovatno se po postavljanju rakete na lansirno postolje, vrše samo manja podešavanja i provere usmeravanja, na osnovu već određenih i označenih parametara i poznatih i označenih tačaka (repera ).

*Sistem radio upravljanja po daljini za raketu R-5

S obzirom da je raketa R-5 imala domet do 1200 km i uveden sistem radio korekcije po pravcu (bokovima) BRK-2, bilo je potrebno nešto slično uvesti i kada je u pitanju upravljanje letom rakete po daljini.
Pošto se, bez obzira na moguće odstupanje trajektorije leta rakete u granicama greške autonomnog sistema upravljanja, daljina leta jednako povećava kako se brzina rakete povećava, zadatak sistema za radio-upravljanje po daljini je da pravovremeno izda komandu za isključivanje motora za potrebnu daljinu gađanja.

Odgovarajućim odabirom programirane putanje i pozicijom zemaljske kontrolno-upravljačke opreme u odnosu na startnu poziciju (pravac leta rakete do završetka aktivnog dela putanje leta rakete) moguće je smanjiti broj osnovnih parametara koji određuju potreban moment gašenja motora na dve:
1) radijalnu brzinu i
2) daljinu

Ako je ovaj uslov zadovoljen za neku "referentnu" metu, efekat odstupanja od programirane vrednosti komponente brzine, normalne na pravac vidljivosti projektila na kraju aktivnog dela putanje, ostaje relativno mali za dovoljno širok dijapazon korekcija putanje, tako da ostaje moguće ograničiti se samo na ova dva parametra.

U skladu sa tim, sistem radio upravljanja po daljini gađanja treba da sadrži:

- radio-liniju za merenje radijalne brzine rakete
- radio-liniju za merenje daljine leta rakete
- uređaj za izračunavanje koji određuje trenutak izdavanja komande za isključivanje motora i komandnu radio-liniju za predaju komandi upravljanja.

Najvažniji zadatak je bio da se obezbedi visoka tačnost merenja radijalne brzine, koja ima najveći uticaj na daljinu leta rakete.
Zbog toga je bilo potrebno da se radio-linijom meri radijalna brzina u radnom opsegu talasnih dužina metra, mada je to bilo izuzetno nepoželjno sa stanovišta otpornosti na šumove.
Međutim, izrada radio-linije za merenje radijalne brzine korištenjem kontinuiranog signala u centimetarskom radnom opsegu nije bila obezbeđena odgovarajućim vakuumskim uređajima: nije bilo potrebnih izlaznih pojačala za kontinuirane signale za zemaljske i vazdušne odašiljače-predajnike, čime se osigurava koherentno pojačanje ulaznih signala na njihovom prijemu.
Istina, preduzete su brojne mere da se poveća otpornost ove linije u metarskom radnom opsegu na šumove (izmenljive frekvencije, kodiranje impulsnih signala, izmenljivi kodovi). Ipak, zaštita od šumova ostala je slaba tačka sistema.

- Radiolinija merenja radijalne brzine sastojala se od zemaljskog predajnika i radne frekvencije od 97- 102 MHz (3 – metarsko područje)
Na raketi, primljeni signal pitača emitovan sa zemaljskog predajnika konvertuje se u ugrađenom primopredajniku i šalje nazad na Zemlju na frekvenciji od 145 - 153 MHz (2- metarsko područje) gde se prima od strane zemaljskog prijemnika radio-linije merenja radijalne brzine. Vrši se upoređivanje frekvencije signala emitovanih sa zemaljskog predajnika-pitača sa konvertovanom vrednošću primljenom sa predajnika-odgovarača na raketi i na osnovu Doplerovog efekta, koristeći razvijenu matematičku formulu, određuje se frekvencija doplera.

Dakle, frekvencija emitovanog signala predajnika-pitača sa zemlje sabira se sa prijemnom vrednošću veličine 3/2 te iste emitovane frekvencije. Frekvencija emitovanog signala predajnika-pitača se zatim deli sa dobijenom vrednošću iz prethodnog rezultata sabiranja, a razlika koja se dobije je frekvencija doplera.
S obzirom da se, kako se raketa udaljava od predajnika-pitača, talasna dužina povećava, a frekvencija smanjuje to će u svakom sledećem trenutku doći do promene frekvencije doplera, odnosno u ovom slučaju do povećanja frekvencije doplera. Na ovaj način se određuje radijalna brzina rakete.
Tačnost merenja radijalne brzine je do 2 m/s.

- Radio-linija merenja daljine sastojala se od zemaljskog predajnika radne frekvencije oko 170 – 175 MHz (1,5 metarsko područje) sa impulsnim sistemom trajanja od 1 mikrosekunde.
Tačnost merenja daljine je do 50 metara.

- Uređaj za izračunavanje
Bio je koncipiran kao analogno-vremenski. Interval koji odgovara fiksnom broju n perioda izmerenih Dopplerovih frekvencija upoređen je sa intervalom koji je iskustveno generisan u skladu sa letnim zadatkom za određenu daljinu gađanja, u kome je izvršena korekcija koja odgovara vrednosti određene daljine konvertovane u odgovarajućoj skali-tablici.

Zemaljska oprema radio-upravljanja po daljini, nalazila se 18 – 30 km iza startne lansirne pozicije rakete R-5 i bila je smeštena u desno od pravca gađanja, pritom je ugao između linije vidljivosti (viziranja) i uzdužne ose rakete bio je 15–28 stepeni. Ova mera omogućila je izbegavanje uticaja mlaznog motora na širenje radio talasa, koje je moguće kod predajnika koji rade u metarskom području, dok je ovaj uticaj kod 3-centimetarskih predajnika (BRK-2 radio-korekcije pravca) gotovo nikakav.

Kod ovog sistema radio-upravljanja po daljini, treba naglasiti da ovaj sistem praktično i nije u potpunosti primenjen na raketama R-5. Ubrzo nakon uspešnih testiranja rakete R-5 i njenog prijema u naoružanje, vršeno je i testiranje sistema radio-upravljanja po daljini. Sistem je pokazao probleme u otklanjanju šumova, a praksa je pokazala da je u ovom domenu, autonomni rad komponenti rakete u određivanju trenutka za generisanje komande za zaustavljanje rada raketnog motora bio efikasniji od sistema radio-upravljanja po daljini.
Ipak, sistem je poslužio kao razvojni za raketu R-5R, kao preteču interkontinentalne rakete R-7. Na taj način je sistem radio-upravljanja po daljini kao i prateći uređaj za računanje i predaju komandi upravljanja i iskorišten na raketama R-7.

* Kratke crtice o raketi 8K71/8k74 - R-7

Raketa R-7 je prvi interkontinentalni balistički projektil i po definiciji ne pripada ovoj temi, koja se bazira na rakete srednjeg i dugog dometa do nekih cca 5000 km. Iznad toga su rakete koje se klasifikuju u interkontinentalne. Ipak, barem u par reči ću je pomenuti zato što je na neki način ipak povezana sa raketama R-2 do R-5 i to pre svega sa raketom R-5 u domenu radio-upravljanja raketom po daljini koje je prvobitno razvijeno za raketu R-5, ali je zaživelo i dodatno unapređeno tek sa ICBM R-7.
Raketa R-7 u naoružanje je uvedena početkom 1960. godine.

Konstrukcija - dvostepena raketa izrađena prema sledećoj šemi - prvi stepen se sastoji od 4 raketna bloka (blokovi V, B, G i D), montirana u jednom kompletu oko raketnog bloka drugog stepena (blok A).
Što se tiče unutrašnjeg rasporeda, i bočne i središnje jedinice bile su slične jednostepenim raketama s prednje montiranim spremnikom za oksidaciju. Rezervoari za gorivo su se nalazili u svakom raketnom bloku.

Prvi stepen - 4 bočna raketna bloka koja se, završetkom rada prvog stepena rakete, počinju sinhrono odvajati od raketnog bloka 2. stepena.

Drugi stepen - Odvajanje bojeve glave od drugog stepena rakete dešava se uz pomoć pneumatskog pirotehničkog potiskivača vijaka.

Upravljački sistem rakete: autonomni inercijalni sa radio korekcijom u aktivnom delu putanje.

Upravljački sistem je uključivao:
- sistem za automatsku stabilizaciju leta rakete (uključuje žiro-vertikant, žiro-horizont, upravljačke mehanizme sa potenciometrom itd.);
- regulator trenutne brzine sa dva žiroskopska senzora, senzorom pritiska u komorama za sagorevanje itd.
- automatsko upravljanje po daljini sa meračem tipa klatna i električnim integratorskim jedinicama

Prema projektu, raketa je nakon lansiranja upravljana sistemom radio-upravljanja koji je razvio NII-885. U tu svrhu trebalo je da se koriste tri tačke na zemljištu: dve tačke (glavna i ogledalo) treba da budu postavljene simetrično desno i levo od lansirnog postolja na udaljenosti od 150-200 km („radio emiter“). ); treća tačka ("radio rep") trebalo je da se nalazi iza lansirnog postolja na udaljenosti od 300-500 km.
Za kontrolu upravljanja raketom u letu, na 276. kilometru izgrađene su dve radio kontrolne tačke desno i levo od lansirnog kompleksa.

Ispitivanja sistema kontrole letenja rakete R-7 izvršena su na raketi R-5R, koja je od 31. maja do 15. juna 1956. izvršila tri uspešna lansiranja.
Dakle, za razliku od rakete R-5, vraćene su ipak 2 antene-predajnika za radio-korekciju po bokovima odnosno po pravcu, koje se nalaze 150 - 200 km iza rakete i pravca gađanja i takođe uvedene su 2 radio kontrolne tačke-antene-predajnika na 276. kilometru leta rakete, postavljene simetrično levo i desno od pravca gađanja. Ovde vidimo sličnost sa sistemom radio upravljanju po pravcu sa rakete R-2.

Što se tiče upravljanja po daljini, zadržan je nešto unapređeni sistem sa rakete R-5, koji se nalazi 300 - 500 km iza rakete i pravca gađanja.

Raketa je bila dužine 33,6 metara, sa startnom masom od 265 790 kg i sa maksimalnim dometom od 8000 km.
Masa bojeve glave je iznosila 5370 kg.

Maksimalna brzina je iznosila 7900 m/s, a kružna greška na cilju je iznosila 2500 - 5000 metara.


Raketa R-7 na lansirnom postolju:

[attachment=1]

Raketa R-7, verzije:

[attachment=2]

* Raketa 8A63/8K63 R-12 / 8K63U R-12U


Projektovanje rakete R-12 rađeno je na osnovu i korištenjem tehnološke opreme MRBM R-5M. Do 1954. godine, dimenzije prvobitno projektovane rakete 8A63 bile su identične dimenzijama rakete R-5M. Kasnije, dužina rezervoara za gorivo je povećana kako bi se povećao domet, konstrukcija je poboljšana da bi se koristila teža nuklearna bojna glava.
Osnovne komponente rakete - glava, prelazni odeljak, spremnik za oksidaciju, odjeljak za instrumente, spremnik goriva i repni deo.

Sistem za upravljanje i vođenje je inercioni autonomni kontrolno-upravljački sistem bez radio- korekcije. Razvoj - NII-885 pod rukovodstvom N. Piliugina. U kontrolno-upravljačkom sistemu koriste se žiro-vertikanti i žiro-horizonti. Kontrolni sistem uključuje i sistem za hitnu detonaciju raketa (APR).

Motori:
- Projekat 8A63 / R-12 - 1 x RD-211 / 8D57
- Projekat 8K63 / R-12 - 1 x LRE RD-214 / 8D59 / 8D59U

Potisak motora:
- 64,75 tona blizu tla
- 70,70 tona u vakuumu
Vreme rada motora: 140 s

Gorivo i tečnosti:
Napajanje gorivom - TNA (turbo pumpa) i spremnici pod pritiskom
Oksidator - AK-27I (sastav - 69.8-70.2% azotne kiseline HNO3; 24-28% azot dioksid N2O4; 1.3-2% voda H2O; 0.03% aluminijum oksid Al2O3; inhibitor 0.12- 0.16% joda I2)
Gorivo - kerozin TM-185 (sastav - 56 + 1.5% polimernog destilata; 40 + 1.0% lakog piroliznog ulja; 4 + 0.5% trikrizol)
Startno gorivo - TG-02 (samozapaljivo sa sredstvom za oksidaciju, dopunjeno u liniju za gorivo do pumpe pre punjenja, sastav - 50 + 2% trietilamin sa smešom dietilamina; 50 + 2% izomernog ksilidina; do 0.4% H2O; naziv TG-02 - skraćeno od "Gorivo GIPH-02", takođe nazivano "Samin", GOST 17147-80)

TT karakteristike rakete R-12:
- Dužina - 22.768 m
- Dužina bez bojne glave - 17,7 m
- Prečnik kućišta - 1.652 - 1.8 m
- Opseg stabilizatora - 2.652 m

- Težina rakete - 41800/42200 kg
- Težina bojne glave - 1364/1680 kg (lakša / teška bojna glava)
- Projektna težina rakete - 4000/3150 kg (R-12 / R-12U)
- Težina goriva - 7300 kg
- Težina oksidatora - 29065 kg
- Težina opreme sistema upravljanja - 430 kg

Daljina gađanja:
- 1000-1200 km (projekat 8A63)
- 2000/2080 km (projekat 8K63)

Kružna greška na cilju:
- tokom testova sa lansiranjem od 2000 km - odstupanje po daljini do 1100 m, po pravcu - do 600 m
"KVO:
- tokom testova sa lansiranjem na 2000 km - odstupanje dometa do 1100 m, pravca - do 600 m
- 2400 m - do 5000 m (najviše-ekstremno po TT karakteristikama)"

Vrste bojevih glava:
- konvencionalna, visoko eksplozivna, verovatno lakša bojeva glava težine 1364 kg
- nuklearna bojeva glava sa punjenjem tipa "proizvod 49", verovatno na prvim vojnim uzorcima. Lakša bojeva glava teška 1364 kg.
- 8F126, termonuklearna bojeva glava od 2.3 Mt - teška bojeva glava težine 1680 kg.

Modifikacije:
- 8A63 - prva verzija projekta, razvoj je počeo krajem 1952. godine. Domet je 1200 km, konvencionalna bojeva glava
- 8K63 - druga verzija rakete, raketa srednjeg dometa, započeta na osnovu projekta 8A63 sa izmenama iz 1954. godine
- 8K63U i 8K63N- standardizovana (za lansiranje iz podzemnih silosa "U" i sa zemlje "N") serijska verzija rakete R-12. Raketa ima modernizovan sistem upravljanja i kontrole i skinute aerodinamičke stabilizatore

Organizacijsko-formacijska struktura:
- 1960 - 2-3 diviziona sa nadzemnim lanserima (4-6 lansera) su bili deo raketnog puka sa raketama R-12. Divizion se sastojao od 2 baterije sa po 1 lansirnim postoljem.

- 1962 - 1989 - sastav raketnog puka sa raketama R-12 sastojao se od 2 diviziona sa nadzemnim lansirnim postoljima (8 kom) i jednog diviziona sa lansirnim postoljima u podzemnim silosima (4 kom). Divizion se sastojao od 2 baterije sa po 2 nadzemna lansirna postolja i 2 baterije sa po 1 lansirnim postoljem u podzemnim silosima. Skladištenje raketa vršeno je u 2 betonska skladišta.
Raketni pukovi sastojali su se od najmanje 5 nadzemnih lansirnih postolja, 11-14 vozila, 6–7 vozila za instalaciju raketa i 45–52 tankera za gorivo. Minimalna udaljenost između lansernih postolja i između lansernih postolja i skladišta raketa je najmanje 175 m.



Raketa R-12 na nadzemnom lansirnom postolju:

[attachment=1]

Raketa R-12U u podzemnom silosu:

[attachment=2]

Raketa R-12, skica i opis:

[attachment=3]

Raketa R-12, podizanje na lansirno postolje:

[attachment=4]

Raketa R-12U, podzemni silos:

[attachment=5]

* R-12 "zvezda" Kubanske krize 1962. godine

R-12 je bila jedna od zvezda Kubanske raketne krize 1962. Delom zbog pokazivanja mišića ali mnogo više zbog instaliranja raketa "Jupiter" u Italiji i Turskoj, prezidijum CK KPSS donosi 10.06.1962. godine odluku o o baziranju raketa R-12 i R-14 na kubi.
Pored toga na Kubu su upućeni bombarderi Il-28, sistemi PVO, lovci Mig-21, taktički-balistički projektili sistema "Luna" i još što šta.
Raketni sastav je bio 24 rakete R-12 i 16 raketa R-14 dometa 4000 km sve sa pripadajućom opremom i lanserima. Bila je predviđena rezerva koja je trebalo da bude polovina od ukupnog boja raketa, po pola od svakog kontingenta. Često se sreće podatak da je PGM-19 Juiter bila prevaziđena raketa ali svojim dometom od 2400 km je pokrivala kompletnu teritoriju evropskog dela SSSR-a i prvi udar je ipak mogao da nanese možda i nepopravljivu štetu. Mnogo knjiga je napisano i emisija snimljeno o događajima iz te godine, a biće ih sigurno još, no evo nešto fotografija raketnih položaja i instalacija na Kubi snimljenih iz izviđačkog U2, jeseni 1962.

Posle obaranja U-2 i pogibije pilota Rudolfa Andersona, jedine ZVANIČNE žrtve krize, USAF je počeo da koristi RF-101 za izviđanje Kube. Zbog velike brzine i leta na malim visinama, raketni sistemi PVO na Kubi nisu bili efikasni. Najveću pretnju im je predstavljala cevna PVO i često su se vraćali sa oštećenjima od zrna kalibra 12,7 mm.
Vidi se da su neki snimci napravljeni sa malih visina, upravo sa ovih aviona.

Kubanska kriza 1:

[attachment=1]

Kubanska kriza 2:

[attachment=2]

Kubanska kriza 3:

[attachment=3]

Kubanska kriza, kako su američki obaveštajci ocenjivali domet balističkih i interkontinentalnih raketa na Kubi:

[attachment=4]

Oboreni izviđački avion U-2 (oboren sistemom PVO "SA-75 Dvina"), pilota Rudolfa Andersona, jedine zvanične žrtve krize:

[attachment=5]

Moram primijetiti da su američki obavještajci dobro procijenili domet raketa R-12 i  R-14.

Isto tako u vrijeme te krize jedini sigurni nuklearni "dostavljač" iz Evrope u SAD je bila raketa R-7 i možda R-16, ako ih je bilo nešto u operativnoj upotrebi.
Upitno je da li bi bombarderi T-95 i Me-4 stigli do američkig gradova.

Sa masovnim uvođenjem R-16 otpala je potreba sa "nuklearnim" raketama R-12 i R-14 na Kubi.

Isto je bilo i sa uvođenjem raketa Titan. Otpala je potreba za raketama srednjeg dometa Tor i Jupiter.

*Raketa 8K65 - R-14 / 8K65U - R-14

Balistička raketa srednjeg dometa. Konstruisana od strane generalnog konstruktora M.K.Iangela prema Rezoluciji Saveta SSSR-a od 2. jula 1958. godine. Raketa je dizajnirana koristeći iskustvo stvaranja R-12 MRSD sa povećanim dometom do 3.600 km i sa poboljšanim operativnim mogućnostima.
Raketni testovi započeti su na Državnom centralnom poligonu br. 4 Kapustin Jar sa uspešnim lansiranjem 6. juna 1960. godine. Prema rezultatima prvog lansiranja, otkriven je abnormalan rad sistema prelivanja oksidatora, a tokom prve faze letačkih testova otkriven je fenomen kavitacije. Projektovanje rakete je završeno, a 15. februara 1961. uspješno su završena leta ispitivanja. Ukupno, tokom letačkih testova obavljeno je 21 lansiranje (22 lansiranja prema drugim podacima).

Usvajanje raketnog kompleksa R-14 / 8K65, bilo je 24. aprila 1961. godine. Prve raketne jedinice raketnih snaga strateškog značaja, koje su bile naoružane kompleksom, preuzele su borbenu dužnost 1. januara 1962. godine.

Raketa R-14:

Dizajn: jednostepena balistička raketa sa spremnicima za komponente goriva. Dizajn rezervoara od rebrastih ekstrudiranih montažnih panela.

Sistem upravljanja i vođenja je inercijalni sistem kontrole sa žiro-stabilizovanom platformom sa vazdušnom suspenzijom žiroskopa i generatorom softverskih impulsa. Razvoj sistema upravljanja - NII-49. Raketa je opremljena hitnim sistemom za detonaciju bojeve glave i isključivanjem motora u slučaju značajnog odstupanja putanje od cilja.

Motori - 1 x LRE RD-216 / 8D514 težine 151 tona na tlu i 171/176 tona u vakuumu. Proizvođač motora - OKB-456, glavni dizajner - V.P.Gluhko. LRE se sastoji od dva dvokomorna motora RD-215 / 8D513, od kojih svaki ima po jednu turbo pumpu i generator gasa, koji rade sa glavnim komponentama goriva. Jedinice 8D513 imaju zajednički okvir i sistem za lansiranje. Rezervoar za oksidaciju je pod pritiskom komprimovanog vazduha, rezervoar za gorivo je komprimovan azotom. Komponente goriva su samozapaljive.

Karakteristike motora serije RD-215 / RD-216:

Oksidator - azotna kiselina AK-27I
Gorivo - asimetrični dimetilhidrazin (UDMH)
Broj komora za sagorevanje - 2 x 2
Vreme rada motora - 130 s

TT karakteristike rakete R-14:

Dužina 24,3 m
Dužina bez MS 21.62 m
Dužina duž vrha "suknje" 4 m
Prečnik kućišta maksimalno 2.8 m
Prečnik kućišta 2,4 m
Obim stabilizatora 4120 mm

Težina - 86300-87000 kg
Masa b/g:
- 1300-1500 kg (lakša bojeva glava)
- 2155 kg (teška bojeva glava)
Masa rakete bez bojeve glave i goriva - 4990 kg
Masa goriva - 79200 kg

Domet:
- 2800 km (verovatno minimalni)
- 3200-3700 km (sa teškom bojevom glavom)
- 4500 km (sa lakšom bojevom glavom)
Kružna greška - 1250-1900 m (maksimalno odstupanje - 5000 m)
Vreme zadržavanja u ispunjenom stanju u varijanti R-14U je 30 dana

Vrste bojevih glava:
- lakša bojeva glava - 1 Mt termonuklearna. Smatra se da ova bojeva glava slična bojevoj glavi sa punjenje "proizvoda 49" R-12, nije napravljena, iako je bila planirana. Do 1959. godine planirana je raketa s tom bojevom glavom, ali su 1959. godine promenjeni zahtevi za raketu i bojevu glavu.
Masa bojeve glave - 1300-1500 kg

- lakša bojeva glava - termonuklearna 8F15, snage 2,3 Mt.
Masa bojeve glave - oko 1546 kg

- teške bojeve glave jedinstvene i za ICBM R-16:
- 8F115 - težina 2175 kg, snaga 5 Mt
- 8F116 - težina 2200 kg, snaga 6 Mt


Slika 1: Raketa 8K65 - R-14 na lansirnom postolju


[attachment=1]

*Modifikacije rakete R-14:

- R-14 / 8K65 – Raketa srednjeg dometa koja se lansira sa nazemnog lansirnog postolja. Primljena u naoružanje 1961. Godine

- R-14U / 8K65U “Chusovaia” je unificirana nazemno-podzemna varijanta kompleksa. Razvoj standardizovane rakete za nazemno lansiranje i lansiranje iz podzemnog silosa počeo je 1960. godine. Testovi su počeli 12. januara 1962. godine na mestu lansiranja Kapustin Jar, lansiranjem sa nazemnog lansirnog postolja zemljišta i 11. februara 1962. lansiranjem iz podzemnog silosa. Raketa je primljena 15. jula 1963. godine, zajedno sa raketama R-12U i R-16U. Testovi završeni u oktobru 1963. godine, kompleks je usvojen i korišten do sredine 1980-ih. Lansiranje raketa R-14U moguće je i sa nazemnog lansirnog postolja na zemlji i sa lansirnog postolja koje se nalazi u podzemnom silosu.

*Organizaciona struktura:

- R-14 - Raketni divizion uključuje dve ili četiri lansirne baterije sa po 1 lanserom u svakoj; Raketni puk uključuje dva ili tri raketna diviziona.

- R-14U - 3 podzemna lansirna silosa (kompleks "Chusovaia") su deo raketne divizije. Raketni puk uključuje dva ili tri raketna diviziona (obično tri).


Slika 1: Raketa R-14U u na lansirnom postolju u podzemnom silosu

[attachment=1]

https://www.youtube.com/watch?v=4mpcMTqtTbY&feature=emb_logo

https://youtu.be/uvaifogDxQw

*Mobilni raketni kompleks srednjeg i dugog dometa 15P696- RT-15 sa raketom 8K96

Iako je postojala ideja i planovi za razvoj verzija kompleksa sa podzemnim silosima za lansiranje raketa, od projekta se odustalo i nastavilo se samo sa konstruisanjem mobilne verzije kompleksa.

Mobilna verzija kompleksa - 15P696 - lansirni kompleks sa samohodnim lansirnim oruđem (SLO) dizajnirao je CKB-34 (Konstruktorski biro specijalnog mašinstva, glavni konstruktor - V.Černetski). Godine 1962. CKB-34 je izradio nacrt projekta, a KB-3 fabrike Kirov pod vodstvom glavnog konstruktora Z.I.Kotin razvile su radne crteže samohodnog lansera na guseničkoj šasiji "objekat 815" na bazi šasije tenka T-10.

Lenjingradska fabrika Kirov proizvela je dva prototipa samohodnih lansirnih oruđa - "Objekat 815sp1" i "Objekt 815sp2". Sve operacije utovara i istovara tokom rada vršene su korištenjem odgovarajućih dizalica.

Očigledno, postojala su dva tipa samohodnog lansirnog kompleksa - prva i druga opcija, vizuelne razlike su u konfiguraciji kabine vozača i SLO u pramcu. Pretpostavlja se da je u fazi projektovanja, SLO nosio indeks 8U253 (razvijen 1967. godine), a nakon početka serijske proizvodnje indeks je promijenjen na 15U59 (tokom 1969. godine).

TT karakteristike samohodnog lansnirnog oruđa:

Posada - 3 člana
Motor - dizel motor od 750 KS
Dužina sa TPK - 14,8 m.
Širina - 3.3 m.
Visina na početnoj poziciji - 15,2 m.
Klirens - 450 mm
Masa šasije - 29.96 tona
Masa SLO "Objekat 815" - 42 t.
Masa SLO "15U59" sa raketom - 62,5 t.
Specifični pritisak na tlo - 0, 78 kg / cm2
Brzina - 30-40 km / h
Rezerva goriva - 250 km
Prevazilaženje prepreka:
- penjanje - 20 stepeni.
- nagib po stranama - 15 stepeni.
- jarak - 3 m
- zid - 0,9 m
- dubina gaženja (gaz) - 1.3 m

Slika 1: SLO "Objekat 815" na paradi u Moskvi 1966. godine:

[attachment=1]

Slika 2: SLO "15U59":

[attachment=2]

*Raketa 8K96 mobilnog raketnog kompleksa srednjeg i dugog dometa 15P696- RT-15

Raketa RT-15 / 8K96:

Konstrukciono je dvostepena raketa na čvrsto gorivo. Upravljanje se vrši uz pomoć mlaznicama krutog potisnog raketnog motora (na oba stepena).
Sistem za upravljanje i vođenje je autonomni inercioni upravljački sistem sa žiroskopskom stabilizovanom platformom. Razvoj - SRI AP, glavni konstruktor - N. Piliugin. Sistem daljinskog upravljanja lansiranjem je razvijen pod vodstvom T. Sokolova.

Motori:
Razvoj motora oba stepena - CKB-7, glavni konstruktor P.A. Tiurin.

1.Stepen - Raketni motor na kruto gorivo sa četiri mlaznice, svaki zasebno upravljiv, sa ukupnim potiskom od 42 tone.
Tip goriva - čvrsti kompozitni PAL-17/7
Tip punjenja - monoblok, čvrsto pričvršćen za blok motora i napravljen inekcionim ubrizgavanjem mase goriva direktno u blok motora
Specifični impuls - 237/267 jedinica (na zemlji / u vazduhu)
Radno vreme - 60 sekundi

2. Stepen - Čvrsto pogonsko gorivo 15D28 / 15D92 sa 4 mlaznice, svaka zasebno upravljiva, sa ukupnim potiskom od 22.000 kg.
Tip goriva - čvrsti kompozitni PAL-17/7
Tip punjenja - monoblok, čvrsto pričvršćen za blok motora i napravljen ubrizgavanjem mase goriva direktno u blok motora
Specifični impuls - 271 jedinica (u vazduhu)
Radno vreme - 45 sekundi

TT karakteristike rakete 8K96:

- dužina - 11,93 m
- dužina 1. stepena - 4,74 m
- dužina 2. stepena - 6,77 m
- prečnik rakete - 1,49 m
- prečnik 1. stepena maks. - 1,9 m
- težina - 16000 kg
- domet - 2500 km
- kružna greška - oko 900 m

Vrste bojevih glava - monoblok nuklearna bojeva glava snage 1 Mt.

Slika 1: Raketa RT-15 u predlansirnom položaju
Slika 2: Raketa RT-15 (8K96) na paradi u Moskvi, 1967. godine

[attachment=1]

[attachment=2]

*Organizaciona struktura kompleksa

Organizaciona struktura kompleksa - raketnog diviziona sastojala se od:

- 6 SLO 8U253 / 15U59 sa RT-15 raketama;

- pokretno komandno mesto, koje uključuje:
- vozilo za borbenu komandu i kontrolu 15N809 (šasija MAZ-543);
- mašina za pripremu pozicije 15V51 (šasija MAZ-543);
- dve dizel agregata-generatora 15N694 (šasija MAZ-543);
- centar za mobilne komunikacije "Relief" (3 vozila na šasiji MAZ-543 - "A", "B" i "B");
- kombi za osoblje;

Tehnička pozicija je uključivala:
- 15T79 - jedinica za utovar kontejnera;
- 15T81 - pretovarna jedinica;
- 15T84 - transportna jedinica;
- 15T21P - izotermna priključna mašina;
- Rutinski kontrolno-ispitni sistem za kontrolu sistema upravljanja i sistema za nišanjenje.

Slika 1: Deo sredstava pokretnog komandnog mesta na položaju:

[attachment=1]

https://youtu.be/JGTs5qIehZg

https://youtu.be/dQqEgH_KzNw

https://youtu.be/C2JM3HIIjAE